Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата

Авторы патента:


Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата
Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата
Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата
Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата
Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата
Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата
Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата
Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата
Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата
Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата

 


Владельцы патента RU 2529084:

СНЕКМА (FR)

Изобретение относится к системе хранения криогенной жидкости, в частности, для двигательной установки космического аппарата. Система содержит по меньшей мере один резервуар (1А) для жидкости и внешнюю оболочку (1В), отделенную от резервуара (1А) вакуумным пространством. В этом пространстве размещен многослойный сверхизолятор (20). Предусмотрено устройство (14) для управления подачей топлива, выполненное из материала с высокой теплопроводностью и охлаждаемое криорефрижератором (11). Данное устройство служит для локализации жидкости внутри резервуара (1А) при нахождении в условиях микрогравитации. Заливной трубопровод (21) расположен в нижней (при нахождении на Земле) части резервуара (1А) и окружен двойной стенкой вакуумной изоляции. Спускной трубопровод (22А), соединяющий резервуар (1А) с внешней оболочкой (1В), имеет длину внутренней части не менее половины диаметра резервуара (1А). Технический результат изобретения состоит в повышении конструкционного совершенства резервуаров с гидроарматурой и безопасности обслуживающего персонала. 17 з.п. ф-лы, 10 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Изобретение относится к системе хранения криогенной жидкости для космического аппарата, содержащей, по меньшей мере, один резервуар для жидкости.

Уровень техники

В соответствии с известными технологиями резервуары для космических аппаратов для хранения сверхтекучего жидкого гелия применяют для охлаждения детекторов и телескопов спутников, используемых в инфракрасной астрономии.

Однако масса изоляционного материала, необходимого для резервуаров такого типа, крайне велика, что затрудняет их применение в движительных системах.

Кроме того, в течение многих лет, в частности, в Соединенных Штатах Америки анализировалась возможность использования жидкого водорода и кислорода для околоземных орбитальных полетов, а также межпланетных полетов. В таких системах необходимо обеспечение границы разделения жидкой и парообразной фаз в условиях микрогравитации с применением тех же принципов, которые используют в спутниковых резервуарах поверхностного натяжения. Термоизоляция в них проще и легче, чем в резервуарах для жидкого гелия.

Пример осуществления резервуара такого типа описан в патентном документе ЕР 1248031 А2 и предназначен для хранения жидкого водорода или жидкого кислорода в ракете-носителе в режиме ускорения или на баллистической стадии полетов малой длительности. Однако использование данного решения для длительных межпланетных полетов не предусмотрено.

Кроме того, известны спутники связи, которые оборудуются плазменными или ионными движителями, в которые подают ксенон, хранимый в сверхкритическом состоянии в резервуарах высокого давления, которые обычно содержат титановый корпус с наружной оплеткой из углеродного волокна.

Необходимость минимизации занимаемого объема и, как следствие, повышения плотности сверхкритической текучей среды (относительная плотность от 1,4 до 1,7) приводит к увеличению максимального рабочего давления (от 15 до 19 МПа) и, следовательно, к необходимости использования сравнительно тяжелых резервуаров, масса которых составляет от 10 до 13% массы заключенного в них ксенона.

Существующие сегодня системы данного типа используются исключительно для управления осью Север-Юг геостационарных спутников. Если часть межорбитального перелета должна бы была также производиться с использованием электрического движителя, масса системы могла бы возрасти вдвое. Таким образом, для таких приложений желательно обеспечение возможности уменьшения сухой массы и объема резервуаров.

Агентством NASA также была подготовлена межпланетная экспедиция на электрической тяге; экспедиция Dawn представляет собой полет к поясу астероидов с использованием ионных движителей на ксеноновом топливе. Сухая масса движительной системы аппарата Dawn составляет 129 кг. Резервуар имеет массу 21,6 кг и вмещает 425 кг ксенона. Такое сравнительно малое соотношение масс (5,1%) получено за счет применения крайне сложных технологий. Предельная температура составляет 30°С, а не 50°С, как в спутниках связи, а максимальное давление равно 8,4 МПа. Диаметр резервуара (равный 90 см) определяет диаметр центральной трубы зонда Dawn. Расширительная система весит 18,5 кг (включая пластины, буферные резервуары и элементы высокого давления) без учета управляющей электроники (2,5 кг).

Таким образом, можно констатировать, что на оборудование, обеспечивающее хранение и распределение ксенона, приходится 33% сухой массы аппарата, что представляет собой заметный уровень для межпланетных полетов, в которых уменьшение сухой массы данной подсистемы приводит к существенному повышению к.п.д.

В общем случае, системы, оборудованные плазменными или ионными движителями на ксеноновом топливе, хранимом в сверхкритическом состоянии в резервуарах высокого давления, обладают следующими недостатками:

- процентная доля сухой массы хранилища выше, чем в случае химического движителя;

- между резервуаром и движителями должны быть предусмотрены клапаны высокого давления и детандер, что приводит к увеличению массы и снижает надежность системы вследствие увеличения числа ее компонентов;

- запас прочности резервуара обычно слишком низок для неограниченного присутствия персонала после его наполнения.

Фиг.10 схематически иллюстрирует пример осуществления движительной системы по известным технологиям, содержащей четыре плазменных или ионных движителя 110 с полым катодом, каждый из которых оборудован модулем 109 регулировки расхода ксенона, содержащим соответствующие клапаны и органы управления. Ксенон (или, соответственно, криптон в сверхкритическом состоянии) хранят в резервуаре 101 ксенона высокого давления. Заливной/сливной клапан 102 обеспечивает возможность наполнения или опорожнения резервуара 101 через заливное/сливное отверстие 103.

К резервуару 101 подключен датчик 104 высокого давления. Резервуар 101 соединен двумя дублирующими каналами с модулями 109 регулировки расхода ксенона. Каждый из каналов содержит два установленных последовательно пиротехнических клапана 105 высокого давления, электронный детандер 106, пиротехнический клапан 107 низкого давления и бистабильный (двухпозиционный) клапан 108.

Раскрытие изобретения

Задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в устранении недостатков вышеупомянутых известных систем.

В частности, задача, на решение которой направлено настоящее изобретение, заключается в снижении показателя нагруженности конструкции резервуаров и связанных с ними систем транспортировки текучих сред и повышении запаса прочности под давлением с целью обеспечения возможности неограниченного присутствия персонала после наполнения резервуара.

Для решения поставленной задачи в соответствии с изобретением предлагается система хранения криогенной жидкости для космического аппарата, содержащая, по меньшей мере, один резервуар для жидкости, внешнюю оболочку, вакуумное пространство, предусмотренное между резервуаром и внешней оболочкой, устройство для управления подачей топлива, выполненное из материала с высокой теплопроводностью и охлаждаемое криорефрижератором с целью локализации жидкости внутри резервуара при нахождении в условиях микрогравитации, заливной трубопровод, расположенный в нижней части резервуара при его нахождении на Земле и окруженный двойной стенкой вакуумной изоляции, и спускной трубопровод, соединяющий резервуар с внешней оболочкой и имеющий длину внутренней части, составляющую не менее половины диаметра резервуара.

Система содержит средства крепления резервуара внутри внешней оболочки, причем указанные средства крепления обладают низкой теплопроводностью.

В соответствии с первым из возможных вариантов осуществления изобретения устройство для управления подачей топлива расположено на полярной оси резервуара, причем указанные средства крепления содержат крепежную юбку из изолирующего материала, расположенную вблизи экваториальной плоскости между резервуаром и внешней оболочкой.

В соответствии с другим возможным вариантом осуществления изобретения устройство для управления подачей топлива имеет форму двойного усеченного конуса, жестко соединенного с кольцом, охлаждаемых криорефрижератором, и расположено вблизи экваториальной плоскости, причем указанные средства крепления содержат элементы механического крепления, расположенные на полярной оси между резервуаром и внешней оболочкой.

Преимущественно система содержит сверхизолирующий материал, расположенный между резервуаром и внешней оболочкой.

Резервуар для жидкости и внешняя оболочка предпочтительно установлены в центральной трубе вблизи центра тяжести космического аппарата.

В соответствии с одной из частных особенностей изобретения система содержит развязывающий сильфон, расположенный между криорефрижератором и внешней оболочкой.

В соответствии с одним из частных вариантов осуществления изобретения система содержит испаритель, погруженный в находящуюся в резервуаре жидкость в области, наиболее близкой к криорефрижератору, причем испаритель содержит пористый материал и имеет своим продолжением трубку малого сечения, соединенную с внешней оболочкой.

В соответствии с другим частным вариантом осуществления изобретения система содержит трубопровод, соединяющий резервуар с внешней оболочкой, и внутреннюю решетку, образующую испаритель жидкости, встроенный в указанный трубопровод.

К испарителю может быть присоединен нагревательный элемент.

В соответствии с одним из частных вариантов осуществления изобретения система содержит криорефрижератор, содержащий головку охлаждения, установленную внутри резервуара вблизи отверстия отбора жидкости, причем криорефрижератор соединен контуром охлаждения с радиатором.

В соответствии с другим частным вариантом осуществления изобретения система содержит криорефрижератор, установленный непосредственно на радиаторе и соединенный с резервуаром криогенной тепловой трубкой.

Криорефрижератор может представлять собой криорефрижератор Стирлинга или криорефрижератор на импульсных газовых трубках.

В соответствии с другим возможным вариантом осуществления изобретения система содержит криорефрижератор Джоуля-Томсона, ступень расширения которого расположена в резервуаре, а компрессор вынесен на радиатор охлаждения.

В соответствии с первым из возможных вариантов применения системы по изобретению криогенная жидкость, хранимая в резервуаре, представляет собой сжиженный инертный газ, в том числе ксенон, криптон, неон или аргон, предназначенный для подачи в плазменные или ионные электрические ракетные движители с решеткой.

В соответствии с другим возможным вариантом применения системы по изобретению криогенная жидкость, хранимая в резервуаре, представляет собой жидкий кислород.

Космический аппарат, в котором применяют систему хранения криогенной жидкости по изобретению, может, в частности, представлять собой спутник, автоматический зонд или обитаемый космический корабль.

Хранение одного из компонентов топлива, например ксенона, на борту космического аппарата в жидком состоянии обладает следующими преимуществами:

- более высокая плотность (3057 кг/м3 вместо 1200-1600 кг/м3) позволяет использовать резервуары меньшего объема;

- давление в резервуаре можно регулировать таким образом, чтобы оно соответствовало давлению подачи топлива в движители, что избавляет от необходимости использования детандеров высокого давления;

- отсутствуют быстрые флуктуации давления подачи топлива;

- масса резервуара (низкого давления) уменьшена по сравнению с системами хранения в сверхкритическом состоянии;

- возможно быстрое наполнение резервуара, в то время как наполнение резервуара для хранения в сверхкритическом состоянии занимает сутки или более. Газообразный ксенон обладает низкой теплопроводностью, так же как и стенка, выполненная из композитного материала, в результате чего при использовании резервуара для хранения в сверхкритическом состоянии слишком быстрое наполнение приводит к чрезмерному нагреванию ксенона в результате квазиадиабатического сжатия.

Краткое описание чертежей

Другие свойства и достоинства настоящего изобретения станут ясны из нижеследующего описания, содержащего ссылки на прилагаемые чертежи, которые иллюстрируют конкретные примеры осуществления изобретения. На чертежах:

на фиг.1 представлена условная схема системы хранения жидкости для космического аппарата по изобретению;

на фиг.2 представлена во фронтальной проекции схема первого примера установки системы хранения жидкости по изобретению на платформе космического аппарата;

на фиг.3 представлена во фронтальной проекции схема второго примера установки системы хранения жидкости по изобретению на платформе космического аппарата;

на фиг.4 представлен в поперечном разрез примера резервуара, который может быть использован в системе хранения жидкости по изобретению, причем левая часть соответствует наземному состоянию, а правая часть соответствует состоянию в условиях микрогравитации;

Фиг.5 подробно иллюстрирует пример трубки, также выполняющей функции испарителя, которая может быть использована в сочетании с резервуаром по фиг.4;

Фиг.6 подробно иллюстрирует другой пример трубки с отдельным испарителем, которая может быть использована в сочетании с резервуаром по фиг.4;

на фиг.7 и 8 схематично представлен, соответственно, в экваториальном разрезе и в меридиональном разрезе пример резервуара с экваториальным креплением, который может быть использован в системе хранения жидкости по изобретению;

на фиг.9 схематично представлен в меридиональном разрезе пример резервуара с полюсным креплением, который может быть использован в системе хранения жидкости по изобретению;

на фиг.10 представлена условная схема системы хранения жидкости для космического аппарата по одному из вариантов осуществления известных технологий.

Осуществление изобретения

Настоящее изобретение относится к резервуарам для хранения в сжиженном виде инертного газа, например ксенона, криптона, неона или аргона, с целью его подачи в плазменные или ионные электрические движители, используемые в космических спутниках или межпланетных зондах.

Изобретение также касается хранения криогенных компонентов топлива (эрголей), например жидкого кислорода, в космических аппаратах.

Фиг.1 иллюстрирует пример применения изобретения в системе электрического движителя.

Резервуар 1А для хранения криогенной жидкости расположен внутри внешней оболочки 1В, внутри которой находится вакуум.

Криогенный генератор 11 обеспечивает охлаждение жидкости, находящейся в резервуаре 1А, причем такая жидкость может представлять собой ксенон, криптон, неон или аргон.

Поз. 2А обозначен клапан для залива/слива жидкости в резервуар 1А и из него через заливное/сливное отверстие 3А жидкости.

Клапан 2В обеспечивает возможность выпуска паров из резервуара 1А через отверстие 3В для выпуска паров.

Датчик 4А низкого давления позволяет контролировать уровень давления паров внутри резервуара 1А.

Резервуар 1А обеспечивает возможность подачи инертного газа по трубопроводу 23 в плазменные или ионные движители 10, расположенные вне резервуара 1А и внешней оболочки 1В.

Каждый из плазменных или ионных движителей с полым катодом связан с модулем 9 регулировки расхода инертного газа (например, ксенона). Каждый из модулей 9 регулировки содержит систему клапанов и органов управления.

Трубопровод 23 подачи газа связан с модулями 9 регулировки простой системой бистабильных клапанов 8, причем два бистабильных клапана 8 установлены параллельно один другому с обеспечением дублирования и последовательно соединены с двумя бистабильными клапанами 8, первый из которых соединен с первой группой из двух модулей 9 регулировки, а второй - со второй группой из двух модулей 9 регулировки.

Система по изобретению обладает, в частности, следующими преимуществами:

- плотность хранения жидкости выше, чем в случае систем хранения в сверхкритическом состоянии;

- масса системы из резервуара и детандера ниже, чем в случае систем хранения в сверхкритическом состоянии (благодаря отсутствию пиротехнических клапанов 105 высокого давления и детандера 106 известной системы по фиг.10, не используемых при хранении жидкости при низком давлении);

- в системе отсутствует высокое давление, что снимает ограничения доступа операторов, производящих подготовку запуска;

- резервуар легко может быть модифицирован путем добавления цилиндрической секции для обеспечения требуемого объема. Отсутствие высокого давления существенно облегчает такую модификацию. Возможность выбора диаметра резервуара позволяет легко адаптировать систему к пространственным параметрам платформы;

- в отличие от случаев использования некоторых детандеров отсутствуют пики давления подачи топлива в двигатели;

- давление подачи топлива в двигатели 10 можно регулировать путем регулировки температуры. Это обеспечивает возможность работы системы в условиях ухудшения характеристик в случае неисправности модулей 9 контроля и регулировки расхода;

- малые размеры тепловых мостов обеспечивают возможность прекращения активного охлаждения на несколько суток, например, вследствие потери управления спутником и прекращения подачи электропитания или во время ожидания запуска на Земле.

Фиг.2 иллюстрирует пример интеграции резервуара и его внешней оболочки 1В в конструкцию спутника или зонда.

На фиг.2 представлена внешняя оболочка 1В, установленная в центре платформы 40 таким образом, что ее геометрический центр расположен вблизи центра 43 тяжести платформы 40.

Внешняя оболочка 1В и находящийся внутри нее резервуар, не показанный на фиг.2, установлены внутри центральной трубы 41 таким образом, что их геометрический центр расположен вблизи центра тяжести космического аппарата, который содержит платформу 40, а также электрические плазменные или ионные движители 10 и связанные с ними соответствующие модули 9 регулировки.

Центральная труба 41 содержит отверстия 42, через которые проходят трубопровод 21 для залива криогенной жидкости с двойными вакуумными стенками, трубопровод 22 для отвода паров и трубопровод 23 для подачи топлива в электрические, плазменные или ионные движители 10, расположенные вне оболочки 1В.

Вакуумный трубопровод 21 может содержать соединительный элемент 21А, обеспечивающий возможность установки участка вакуумного трубопровода между соединительным элементом 21А и заливным патрубком 3А после закрепления резервуара и его внешней оболочки 1В в центральной трубе 41. Соединительный элемент 21А может представлять собой фланец с герметичным металлическим уплотнением или сварное соединение, выполненное при помощи зажима для орбитальной сварки.

Резервуар и его внешняя оболочка 1В закреплены в конструкции центральной трубы 41 средствами крепления, которые могут представлять собой, например, коническую юбку.

Поскольку во время полета резервуар помешен в среду, температура которой составляет от 10 до 40°С, необходимо охлаждение вакуумного резервуара. Такое охлаждение обеспечивают при помощи криогенного рефрижератора 11, который может представлять собой, например, криорефрижератор Стирлинга или криорефрижератор на импульсных газовых трубках.

На фиг.2 представлен криорефрижератор, охлаждающая головка которого встроена в резервуар. Такой криорефрижератор представляет собой моноблочную конструкцию, т.е. его охлаждающая головка и компрессор подачи топлива образуют единый элемент. В таком случае компрессор криорефрижератора охлаждают посредством термического соединения 31, связанного с радиатором 32, который излучает рассеиваемую мощность в космическое пространство (а при работе на Земле естественная конвекция дополняет излучение и обеспечивает необходимое охлаждение). Теплоотвод 31 может представлять собой тепловую трубку или замкнутый жидкостной контур.

Фиг.3 иллюстрирует пример осуществления изобретения, по существу, сходный с вариантом осуществления изобретения по фиг.2, но в котором криорефрижератор 11 смещен к радиатору 32. В таком случае, соединение между криорефрижератором 11 и резервуаром осуществлено при помощи тепловой трубки 45, которая может быть расположена в том же вакуумном канале, что и заливной/сливной трубопровод 21. Это обеспечивает возможность теплового сопряжения трубопровода 21 с тепловой трубкой 45. Тепловую трубку 45 и трубопровод 21 поступательно вводят в соединительный элемент 21А перед закрытием соединения.

Вакуумная изоляция заливного трубопровода 21, например, соединениями Джонстона, позволяет избежать возникновения тепловых мостов, которые могут привести к локальному закипанию (температура кипения жидкого ксенона равна - 110°С).

Трубопровод 22 обеспечивает сбор жидкости, испаряющейся при контакте со стенками (которые исходно имеют температуру, равную температуре окружающей среды вне резервуара). Может быть предусмотрена дальнейшая переработка собранной жидкости путем охлаждения в заливной каретке.

Поскольку резервуар 1А заключен в вакуумную оболочку 1 В, из него также может быть откачан воздух перед его наполнением. Это позволяет избежать загрязнения воздухом или другими газами.

Наполнение резервуара осуществляют за несколько суток до запуска в месте подготовки оборудования, причем ось платформы должна быть расположена вертикально. Криогенный рефрижератор 11 позволяет компенсировать тепловые потери. При отсутствии возможности подачи питания на рефрижератор перед закрытием обтекателя аппарата небольшие масштабы тепловых потерь обеспечивают возможность автономного существования системы до запуска в течение более двух суток. Активное охлаждение может быть возобновлено после выхода в космическое пространство и развертывания солнечных батарей.

В случае межпланетных полетов ксенон необходимо поддерживать в жидком состоянии в течение, по меньшей мере, нескольких месяцев. В таких условиях пассивная изоляция резервуара становится практически неосуществимой.

Необходимо одновременно обеспечить уменьшение тепловых потерь (сверхизоляцию в вакууме) и охлаждение резервуара. Криорефрижераторы, используемые в научно-исследовательских полетах, позволяют получить мощность охлаждения более 10 Вт при 100 К. Для поддержания низкой температуры резервуара 1А используют рефрижератор 11 такого типа.

Вакуумная термоизоляция выполнена из многослойного сверхизолятора 20, расположенного между резервуаром 1А и внешней оболочкой 1В и обеспечивающего возможность поддержания вакуума (см. фиг.4).

Внутренний резервуар 1А закреплен внутри внешней оболочки 1В соединительными стержнями из композитного материала с низкой теплопроводностью или юбкой 13, выполненной из того же материала (фиг.4).

Криорефрижератор 11 предпочтительно расположен вблизи заливного/сливного отверстия, как показано на фиг.2, 4, 8 и 9. Он также может быть установлен на радиаторе 32, что позволяет исключить использование охлаждающего контура 31, как показано на фиг.3.

В условиях микрогравитации ксенон или другой инертный газ смачивает стенки резервуара 1А. В случае изотермического резервуара жидкость смачивает все стенки, по меньшей мере, в начале полета, в результате чего вывод газа через верхнее отверстие невозможен. Поэтому используют испаритель 28, погруженный одним из концов в жидкость (вблизи криорефрижератора 11, т.е. в наиболее холодной области) и выполненный из пористого материала. Испаритель имеет своим продолжением трубку небольшого поперечного сечения, которая обеспечивает возможность прохождения паров, но подвержена воздействию градиента температуры между внутренним резервуаром 1А (холодным и изотермическим) и внешним резервуаром 1В (находящимся при температуре окружающей среды). На другом конце испарителя может быть предусмотрен нагревательный элемент 29, обеспечивающий испарение жидкости с высокой скоростью. В случае отсутствия потребности в расходе жидкости нагревательный элемент может быть выведен из контура (см. фиг.4 и 6).

Даже в случае полного погружения испарителя 28 в жидкость в его капилляре естественным образом возникает граница жидкой и парообразной сред. Если клапаны подачи топлива движителей открыты, мениск перемещается обратно в испаритель 28, который возобновляет свою работу. Количество тепла, присутствующего на внешней стенке, обеспечивает испарение остающихся на ней капель жидкого ксенона. При закрывании клапанов пары, присутствующие в трубопроводе, блокируют попадание в трубопровод жидкости.

На фиг.4 представлена схема резервуара в поперечном разрезе, причем левая часть чертежа иллюстрирует наземное состояние системы, а правая часть чертежа - ее состояние в условиях микрогравитации.

Вакуумное пространство между внутренним резервуаром 1А и внешней оболочкой 1В содержит сверхизолятор 20, часть заливного трубопровода 21, внутреннюю часть 22А трубопровода для отвода паров и трубопровод 25, соединяющий внутренний резервуар 1А с внешней оболочкой 1В, образующий испаритель.

Длина трубопроводов 22А и 25 равна или больше радиуса резервуара 1А, что обеспечивает хорошую тепловую развязку с минимальными потерями на теплопроводность. Трубопровод для отвода паров имеет своим продолжением внешний трубопровод 22В.

На фиг.4 представлено распределение жидкости 18 и пузырьков пара 19 внутри резервуара 1А.

Как было указано выше со ссылками на фиг.2, резервуар 1А и его внешняя оболочка 1В должны быть установлены вблизи общего центра тяжести платформы 43 космического аппарата.

Кроме того, желательно ограничить изменения положения центра тяжести резервуара в зависимости от количества выпущенного сжиженного инертного газа, в частности, с целью упрощения регулировки пространственного положения спутника или зонда.

Для этой цели используют устройство управления подачей топлива (Dispositif d'Acquisition de Liquide, DAL, или Propellant Management Device, PMD), которое обеспечивает возможность регулировки положения границы жидкость-пар для центровки массы сжиженного инертного газа по геометрическому центру резервуара. Такое устройство управления подачей топлива может быть выполнено в виде расположенных внутри резервуара крестообразных лопастей 14 (фиг.4, 7 и 8) или конических юбок 15 (фиг.9), используемых в некоторых известных типах резервуаров поверхностного натяжения.

Работа в условиях равновесия между жидкой и парообразной фазами предполагает выполнение устройством 14, 15 управления подачей топлива дополнительной функции: оно должно обеспечить охлаждение жидкости, исключающее появление пузырьков пара на их поверхности, и должно быть расположено в наиболее холодной части резервуара. Действительно, тепловой поток, проходящий через механические крепления, вызывает небольшое дополнительное нагревание, которое в случае частичного наполнения резервуара приводит к локальному высыханию стенки. В связи с этим устройство 14, 15 управления подачей топлива должно быть по возможности установлено перпендикулярно механическим креплениям. Существуют два типа решений данной задачи.

На фиг.7 и 8 представлена, соответственно, в меридиональном и экваториальном разрезе равновесная форма ксенона в резервуаре 1A с экваториальным креплением 13 в условиях микрогравитации. Наиболее горячая часть резервуара 1A расположена на уровне экватора, в результате чего часть указанной стенки 17 находится в непосредственном соприкосновении с паром и остается сухой. Крестообразное устройство 14 управления подачей топлива установлено на полярной оси. По сравнению с известными устройствами управления подачей топлива данное устройство дополнительно выполняет функцию охлаждения жидкости, соприкасающейся с их лопастями. Для этого оно может быть изготовлено из сплава с высокой теплопроводностью (алюминия или меди) и, возможно, соединено с теплопроводом (использующим, по возможности, в качестве рабочей среды ту же жидкость, что и хранимая в резервуаре). Охлаждение устройства управления подачей топлива обеспечивается криорефрижератором 11, который может представлять собой криорефрижератор Стирлинга или Джоуля-Томсона или криорефрижератор на импульсных газовых трубках.

Экваториальное крепление резервуара обеспечено при помощи усеченно-конической юбки 13, выполненной из изолирующего материала.

Отверстие для отбора жидкости расположено вблизи криорефрижератора на полярной оси. Свободная поверхность жидкости в условиях микрогравитации имеет тороидальную форму и обозначена поз.16 (фиг.8).

На фиг.9 представлен в меридиональном разрезе резервуар по другому варианту осуществления изобретения с полярным креплением 12. В данном варианте полюса имеют более высокую температуру, чем другие части резервуара. Две конические юбки 15, охлаждаемые экваториальным кольцом 25, охлаждение которого, в свою очередь, обеспечивает криорефрижератор 11, выполняют функции устройства управления подачей топлива, которое, таким образом, имеет форму двойного усеченного конуса, создавая свободную поверхность 16, которая представляет собой поверхность вращения, тем самым удерживая центр тяжести жидкости вблизи центра резервуара 1А.

Полярное крепление 12 хорошо приспособлено для резервуаров, имеющих цилиндрическое сечение.

Резервуар 1А и его внешняя оболочка 1В подвержены вибрации космического аппарата, например ракеты-носителя. Упругая реакция крепления (полярного или экваториального) вызывает взаимное относительное смещение внешней оболочки 1В и внутреннего резервуара 1А. Поскольку головка криорефрижератора 11 должна быть герметично прикреплена к внешней оболочке 1В, это может привести к чрезмерному силовому воздействию на такую охлаждающую головку, жестко соединенную с внутренним резервуаром 1А. Для разрешения данной проблемы между криорефрижератором 11 и внешней оболочкой 1В может быть предусмотрен развязывающий сильфон (гофрированная муфта) 44, в то время как охлаждающая головка криорефрижератора 11 жестко соединена с резервуаром 1А. Развязывающий сильфон 44 обеспечивает возможность относительного перемещения криорефрижератора 11 и внешней оболочки 1В под влиянием тепловых циклических нагрузок и вибрации (фиг.4).

В варианте осуществления изобретения по фиг.4 и 8 криорефрижератор 11 охлаждает устройство 14 управления подачей топлива путем переноса тепла, что приводит к конденсации паров на нем и, следовательно, к смачиванию его жидкостью. Наиболее горячая часть оболочки резервуара 1А расположена на экваторе, причем распространение теплового потока обеспечивается механическим соединением 13. Это приводит к постепенному высыханию части стенки 17в зависимости от потребленной жидкости.

Фиг.5 иллюстрирует пример осуществления изобретения, в котором трубка 25 также выполняет функции испарителя. Внутренняя решетка 26 обеспечивает задержание жидкости, постепенно испаряющейся в области 27. Для обеспечения испарения в случае высокого расхода жидкости может быть предусмотрено нагревание экваториального фланца внешнего резервуара 1В при помощи резистора 29. Для упрощения иллюстрации фланец представлен на фиг.5 повернутым на 90° относительно своего действительного положения.

Внутренняя решетка 26, которая может представлять собой металлическую проволочную сетку, помещенную в трубопровод 25, допускает прохождение жидкости по периферии трубопровода, но не в его центре, при помощи конструкции, аналогичной конструкции тепловой трубки. В таком случае, весь трубопровод 25 выполняет функцию испарителя, в то время как в варианте осуществления по фиг.6 испаритель имеет меньшую длину, а нагревательный элемент 29 расположен в вакууме на аксиальной оконечности испарителя, а не на экваториальном фланце.

1. Система хранения криогенной жидкости для космического аппарата, содержащая по меньшей мере один резервуар для жидкости, отличающаяся тем, что включает в себя внешнюю оболочку, вакуумное пространство между резервуаром и внешней оболочкой, устройство для управления подачей топлива, которое локализует жидкость внутри резервуара при нахождении в условиях микрогравитации, выполненное из материала с высокой теплопроводностью и охлаждаемое криорефрижератором, заливной трубопровод, расположенный в нижней части резервуара при его нахождении на Земле и окруженный двойной стенкой вакуумной изоляции, а также спускной трубопровод, соединяющий резервуар с внешней оболочкой и имеющий длину внутренней части, составляющую не менее половины диаметра резервуара.

2. Система по п.1, отличающаяся тем, что содержит средства крепления резервуара внутри внешней оболочки, причем указанные средства крепления обладают низкой теплопроводностью.

3. Система по п.2, отличающаяся тем, что устройство для управления подачей топлива расположено на полярной оси резервуара, причем указанные средства крепления содержат крепежную юбку из изолирующего материала, расположенную вблизи экваториальной плоскости между резервуаром и внешней оболочкой.

4. Система по п.2, отличающаяся тем, что устройство для управления подачей топлива имеет форму двойного усеченного конуса, соединенного с кольцом, охлаждаемым криорефрижератором, и расположено вблизи экваториальной плоскости, причем указанные средства крепления содержат элементы механического крепления, расположенные на полярной оси между резервуаром и внешней оболочкой.

5. Система по п.1, отличающаяся тем, что содержит сверхизолирующий материал, расположенный между резервуаром и внешней оболочкой.

6. Система по п.1, отличающаяся тем, что резервуар для жидкости и внешняя оболочка установлены в центральной трубе вблизи центра тяжести космического аппарата.

7. Система по п.1, отличающаяся тем, что содержит развязывающий сильфон, расположенный между криорефрижератором и внешней оболочкой.

8. Система по п.1, отличающаяся тем, что содержит испаритель, погруженный в находящуюся в резервуаре жидкость в области, наиболее близкой к криорефрижератору, причем испаритель содержит пористый материал и имеет в качестве своего продолжения трубку малого сечения, соединенную с внешней оболочкой.

9. Система по п.1, отличающаяся тем, что содержит трубопровод, соединяющий резервуар с внешней оболочкой, и внутреннюю решетку, образующую испаритель жидкости, встроенный в указанный трубопровод.

10. Система по п.8 или 9, отличающаяся тем, что к испарителю присоединен нагревательный элемент.

11. Система по п.1, отличающаяся тем, что криорефрижератор содержит головку охлаждения, установленную внутри резервуара вблизи отверстия отбора жидкости, причем криорефрижератор соединен посредством контура охлаждения с радиатором.

12. Система по п.1, отличающаяся тем, что криорефрижератор установлен непосредственно на радиаторе и соединен с резервуаром посредством криогенной тепловой трубки.

13. Система по п.11 или 12, отличающаяся тем, что криорефрижератор представляет собой криорефрижератор Стирлинга.

14. Система по п.11 или 12, отличающаяся тем, что криорефрижератор представляет собой криорефрижератор на импульсных газовых трубках.

15. Система по п.1, отличающаяся тем, что криорефрижератор является криорефрижератором Джоуля-Томсона, ступень расширения которого расположена в резервуаре, а компрессор вынесен на радиатор.

16. Система по п.1, отличающаяся тем, что криогенная жидкость, хранимая в резервуаре, представляет собой сжиженный инертный газ, в том числе ксенон, криптон, неон или аргон, предназначенный для подачи в плазменные или ионные электрические ракетные движители с решеткой.

17. Система по п.1, отличающаяся тем, что криогенная жидкость, хранимая в резервуаре, представляет собой жидкий кислород.

18. Система по п.1, отличающаяся тем, что космический аппарат представляет собой спутник, автоматический зонд или обитаемый космический корабль.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к сосудам высокого давления для хранения различных текучих сред под давлением. Сосуд высокого давления содержит композитную оболочку; металлический выступ, образующий канал в композитной оболочке и содержащий горловину; и элемент интерфейса.

Изобретение относится к холодильной и криогенной технике и может использоваться в ракетно-космической технике, медицине и других областях техники. .

Термомост // 2413899
Изобретение относится к холодильной и криогенной технике и может использоваться в ракетно-космической технике, медицине и других областях техники. .

Изобретение относится к наземному заправочному оборудованию ракет-носителей. .

Изобретение относится к устройству для соединения газового оборудования с клапаном газового картриджа. .

Изобретение относится к области уплотнений сосудов давления, к металлическому уплотнению баллона стального бесшовного для газов, тонкостенная модификация которого может быть использована в качестве лейнера баллона давления из металлокомпозита для сжатого водорода.

Изобретение относится к области криогенной техники. .

Изобретение относится к оборудованию космических аппаратов (КА) и, в частности, к их энергодвигательным системам. Электролизная установка КА включает в себя твердополимерный электролизер, подключенный к системе электропитания КА, и систему водоснабжения.

Изобретение относится к пневмогидравлической системе подачи компонентов топлива реактивной двигательной установки космического аппарата. Топливный бак содержит герметичный корпус, выполненный из двух полусфер с входным и выходным штуцерами и элементами внешнего крепления.

Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит корпус, реактивные двигатели, блок управления подачи, воспламенения и истечения топлива, блок симметричных конусообразных камер сгорания, два блока выхлопных сопел, блок симметричных изогнутых выхлопных труб с оконечностью.

Изобретение относится к двигательным системам космических аппаратов. Предлагаемая ионная двигательная установка (ДУ) включает в себя источник рабочего тела, выполненный в виде системы хранения и подачи изотопа алюминия 27 с источником паров (ИП) данного изотопа.

Изобретение относится к летательным аппаратам, а именно к летательным пусковым установкам (ЛПУ). ЛПУ содержит связку баков, крепежные средства, крыло, двигатель, полезную нагрузку.

Группа изобретений относится к космической технике, в частности к перемещению в межпланетном пространстве с использованием ресурсов космоса, и может быть использована для ударного воздействия на опасные космические объекты (ОКО).

Изобретение относится к ракетной технике. Блок тяги жидкостного ракетного двигателя содержит раму, камеру сгорания с соплом и устройство защиты блока тяги, имеющее донные экраны.

Изобретение относится к ракетно-космической технике. Двигательная установка включает криогенный бак с экранно-вакуумной теплоизоляцией, расходный клапан, бустерный насос, трубопровод питания, камеру сгорания двигателя и заборное устройство криогенного бака, содержащее нижнее днище криогенного бака, накопитель капиллярного типа с теплообменником под сеточным разделителем и дроссельное устройство.

Изобретение относится к реактивной технике. Покрытие мультипликатора инжекторного ускорителя состоит из плоских, скругленных по углам пластин, изготовленных из легкого, прочного, жаростойкого сплава металла, размерами от 30 мм до 70 мм, толщиной от 3 мм до 5 мм.

Изобретение относится к воздушно-космической технике. Летательный аппарат состоит из жестко связанных с корпусом блока управления, двух реактивных двигателей, двух изогнутых и повернутых в разные стороны выхлопных труб для выхода воспламененного топлива, выходящего также и через выхлопное сопло, размещенной впереди этого сопла камеры сгорания с конусообразным выступом впереди.

Изобретение относится к космонавтике, а именно к бакам для хранения компонентов ракетного топлива. Космическая пусковая установка содержит криогенный бак, содержащий оболочку, одну перегородку (ограничивающую верхний и нижний объём текучей среды) с центральным проёмом (связывающий верхний и нижний объём текучей среды), вентиляционный канал с корпусом, удерживающим барьером (стенка) или механическим ограничителем, и проходами в перегородке. Проходы в перегородке способствуют перемещению пара из нижнего объёма в верхний объём, предотвращают или ограничивают подъём жидкости из нижнего объёма в верхний объём. Изобретение позволяет устранить утечки текучей среды в верхней части бака, образующийся пар в нижней части бака. 2 н. и 19 з.п. ф-лы, 5 ил.
Наверх